提供翼型件的阻尼的方法和设备与流程

1.本公开大体上涉及涡轮，并且更具体地，涉及提供翼型件的阻尼的方法和设备。


背景技术：

2.燃气涡轮发动机通常以串联流动顺序包括入口区段、压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。在操作中，空气进入入口区段并流向压缩机区段，在压缩机区段，一个或多个轴流式压缩机逐渐压缩空气，直到它到达燃烧区段，从而产生燃烧气体。燃烧气体从燃烧区段流过限定在涡轮区段内的热气体路径，然后经由排气区段离开涡轮区段。
附图说明
3.图1是示例涡轮风扇燃气涡轮发动机的横截面视图，其中可实施本文公开的示例。
4.图2是示例开式转子发动机的横截面视图，其中可实施本文公开的示例。
5.图3是沿图1的线a-a截取的图1的示例出口导向轮叶的横截面视图，其中示例出口导向件包括示例格子阻尼器(lattice damper)。
6.图4a示出了可以在图3的示例格子阻尼器中实施的第一示例单元格(unit cell)。
7.图4b示出了可以在图3的示例格子阻尼器中实施的第二示例单元格。
8.图5示出了图3的示例格子阻尼器，其实施第二格子图案。
9.图6示出了图3的示例格子阻尼器，其实施第三格子图案。
10.图7是表示产生本文公开的示例的示例方法的流程图。
11.附图未按比例绘制。相反，层或区域的厚度可以在附图中放大。尽管图中显示了具有清晰线条和边界的层和区域，但这些线条和/或边界中的一些或所有可能是理想化的。实际上，边界和/或线条可能是不可观察的、混合的和/或不规则的。通常，在整个附图和随附的书面描述中将使用相同的附图标记来指代相同或相似的部分。如本文所用，除非另有说明，否则术语“上方”描述两部分相对于地球的关系。如果第二部分具有在地球和第一部分之间的至少一个部分，则第一部分在第二部分上方。同样，如本文所用，当第一部分比第二部分更靠近地球时，第一部分在第二部分“下方”。如上所述，第一部分可以在第二部分上方或下方，具有以下中的一个或多个：两者之间有其他部分，两者之间没有其他部分，第一部分和第二部分接触，或者第一部分和第二部分不彼此直接接触。如本专利中所用，声明任何部分(例如，层、膜、区、区域或板)以任何方式在(例如，定位于、位于、设置于或形成于等)另一部分上，表示所指代的部分与其他部分接触，或者所指代的部分5在其他部分上方，其中一个或多个中间部分位于两者之间。如本文所用，除非另有说明，
12.否则连接参考(例如，附接、联接、连接和接合)可包括由连接参考指代的元件之间的中间构件和/或那些元件之间的相对移动。因此，连接参考不一定推断两个元件直接连接和/
13.或彼此有固定关系。如本文所用，声明任何部分与另一部分“接触”被定义为意味着在这两个部分之间没有中间部分。
14.0除非另有具体说明，否则本文使用的诸如“第一”、“第二”、“第三”等描述符没有赋
15.予或以其他方式指示优先级、物理顺序、列表中的排列和/或以任何方式排序的任何含义，而仅用作标签和/或任意名称来区分元件以便于理解所公开的示例。在一些示例中，描述符
[0016]“第一”可用于指代详细描述中的元件，而在权利要求中可使用不同的描述符(例如“第
[0017]
二”或“第三”)指代相同元件。在这种情况下，应该理解，这种描述符仅用于清楚地标5识那些可能例如以其他方式共享相同名称的元件。如本文所用，“近似”和“大约”是指
[0018]
由于制造公差和/或其他现实世界的缺陷而可能不准确的尺寸。
具体实施方式
[0019]
飞行器包括充当推进系统以产生机械动力和例如推力的力的发动机。燃气涡轮，也称0为燃烧涡轮或涡轮发动机，是一种可以在飞行器的推进系统中实施的内燃机。例如，燃气
[0020]
涡轮可以结合涡轮风扇发动机或涡轮喷气飞行器发动机来实施。燃气涡轮在例如工业发电的领域中也有重要应用。
[0021]
在下面的详细描述中，参考了构成其一部分的附图，并且在附图中以举例说明的方式
[0022]
示出了可以实施的具体示例。这些示例被足够详细地描述以使本领域技术人员能够实践该5主题，并且应当理解可以利用其他示例。因此，提供以下详细描述以描述示例实施方式，
[0023]
而不应视为限制本公开中描述的主题的范围。来自以下描述的不同方面的某些特征可以组合以形成下面讨论的主题的又一新方面。
[0024]
在介绍本公开各个实施例的元件时，冠词“一”、“一个”、“该”和“所述”旨在表示
[0025]
存在一个或多个元件。“第一”、“第二”等术语不表示任何顺序、数量或重要性，而是用0于将一个元件与另一个元件区分开来。术语“包含”、“包括”和“具有”意在包括在内并且意味着除了列出的元件之外还可以有附加的元件。由于术语“连接到”、“联接到”等在本文中使用，一个对象(例如，材料、元件、结构、构件等)可以连接到或联接到另一个对象，而不管该一个对象是否直接连接或联接到另一个对象，或者一个对象和另一个对象之间是否存在一个或多个中间对象。
[0026]
术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，“下游”是指流体向其流动的方向。如本文所用，“竖直”是指垂直于地面的方向。如本文所用，“水平”是指平行于燃气涡轮发动机的中心线的方向。如本文所用，“横向”是指垂直于轴向和竖直方向的方向(例如，进入和离开图1和/或图2的平面等)。
[0027]
在本文使用的一些示例中，术语“基本上”用于描述两个部分之间的关系，该关系在所述关系的三度以内(例如，基本上共线的关系是在线性的三度以内，基本上垂直的关系是在垂直的三度以内，基本上平行的关系是在平行的三度以内，等等)。
[0028]
如本文所用，术语“轴向”和“纵向”均指平行于燃气涡轮(例如，涡轮风扇、核心燃气涡轮发动机等)的中心线轴线的方向，而“径向”是指垂直于轴向方向的方向，并且“切向”或“周向”是指与轴向方向和径向方向相互垂直的方向。因此，如本文所用，“径向向内”是指从燃气涡轮的外圆周朝向燃气涡轮的中心线轴线的径向方向，而“径向向外”是指从燃气涡轮的中心线轴线朝向燃气涡轮的外圆周的径向方向。如本文所用，术语“向前”、“前面”和“前部”是指在穿过或围绕部件的气流中相对上游的位置，并且术语“后面”和“后部”是指在穿过或围绕部件的气流中相对下游的位置。
[0029]
结合飞行器推进系统的涡轮风扇发动机实施的燃气涡轮的基本操作包括通过带有风扇的涡轮风扇发动机的前部吸入新鲜大气流。在涡轮风扇发动机的操作中，吸入空气的第一部分绕过涡轮风扇的核心燃气涡轮发动机以直接产生推力。吸入空气的第二部分行进通过增压压缩机(例如，第一压缩机)，该增压压缩机位于风扇和核心燃气涡轮发动机(例如，燃气涡轮)中的高压压缩机(例如，第二压缩机)之间。增压压缩机用于在气流进入高压压缩机之前升高或提高吸入空气的第二部分的压力。然后气流可以行进通过进一步加压气流的高压压缩机。增压压缩机和高压压缩机各自包括附接到转子和/或轴的一组叶片。叶片相对于静止轮叶高速旋转，并且叶片的每次旋转随后都压缩气流。高压压缩机然后将加压气流供给到燃烧室(例如，燃烧器)。在一些示例中，高压压缩机以每小时数百英里的速度供给加压气流。在一些情况下，燃烧室包括一圈或多圈燃料喷射器，其将稳定的燃料流喷射到燃烧室中，在燃烧室中燃料与加压气流混合。压缩机(特别是高压压缩机)的次级用途是排放空气以供飞行器的其他系统(例如，机舱压力、加热和空调等)使用。
[0030]
在核心燃气涡轮发动机的燃烧室中，燃料被点火器提供的电火花点燃，其中在某些示例中，燃料在超过2000华氏度的温度下燃烧。由此产生的燃烧产生高温高压气体流(例如，热燃烧气体)，该气体流通过称为涡轮的另一组叶片。例如，涡轮可包括低压涡轮和高压涡轮。低压涡轮和高压涡轮中的每一个都包括交替旋转叶片和静止翼型件截面叶片(例如轮叶)的复杂阵列。高压涡轮位于燃烧器的轴向下游和低压涡轮的轴向上游。当热燃烧气体通过涡轮时，热燃烧气体膨胀通过叶片和/或轮叶，导致联接到高压涡轮和低压涡轮的转子的旋转叶片旋转。
[0031]
高压涡轮和低压涡轮的旋转叶片至少有两个目的。旋转叶片的第一个目的是驱动风扇、高压压缩机和/或增压压缩机以将更多加压空气吸入燃烧室。例如，在涡轮风扇的双线轴设计中，低压涡轮(例如，第一涡轮)可以经由第一轴(统称为燃气涡轮的第一线轴)附接到增压压缩机(例如，第一压缩机)和风扇并且与增压压缩机(例如，第一压缩机)和风扇传力连接，使得低压涡轮的转子的旋转驱动增压压缩机的转子和风扇。例如，高压涡轮(例如，第二涡轮)可以经由与第一轴同轴的第二轴(统称为燃气涡轮的第二线轴)附接到高压压缩机(例如，第二压缩机)并且与高压压缩机(例如，第二压缩机)传力连接，使得高压涡轮的转子的旋转驱动高压压缩机的转子。旋转叶片的第二个目的是使可操作地联接到涡轮区段的发电机旋转以产生电力。例如，涡轮可以产生电力以供飞行器、发电站等使用。
[0032]
考虑到核心燃气涡轮发动机和/或涡轮风扇发动机的各方面的静态、动态、离心和/或热应力限制和重量因素，通常飞行器发动机(例如，涡轮风扇)的设计目标是在核心燃气涡轮发动机的压缩机内压缩尽可能多的空气。定义压缩机的压缩作用的度量是压缩机的压缩比(例如，压力比)。涡轮风扇发动机的压缩机的压缩比是压缩机出口(例如，燃气涡轮
的燃烧室处的高压压缩机出口)处的压力与风扇入口处的压力之比。较高的压缩比增加了涡轮发动机的热效率并降低了涡轮发动机的燃料消耗率(例如，用于产生由喷气发动机产生的推力的空气与燃料的比率)。因此，燃气涡轮的压缩机的压缩比的增加可以增加由喷气发动机(例如，涡轮风扇等)产生的推力，和/或可以增加喷气发动机的燃料效率。反过来，燃气涡轮设计的目标是最小化或以其他方式减少通过压缩机的压力损失以最大化或以其他方式提高压缩比。尽管本文公开的示例是结合涡轮风扇喷气发动机进行讨论的，但应当理解，本文公开的示例可以结合涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨喷气发动机、用于发电的燃气涡轮或任何其他合适的应用来实施，其中希望增加跨一个或多个压缩机的压缩比。
[0033]
涡轮风扇的涡轮发动机的示例低压压缩机和高压压缩机各自包括一级或多级。每个级包括围绕中心转子安装的压缩机叶片(例如，第一翼型件)的环形阵列，其与静止压缩机轮叶(例如，第二翼型件)的环形阵列成对，该静止压缩机轮叶(例如，第二翼型件)与转子间隔开并且固定到压缩机的壳体。在压缩机级的后部分，转子和伴随的叶片的旋转提供气流的速度、温度和压力的增加。在压缩机级的前部分，气流扩散(例如，失去速度)穿过压缩机轮叶，提供压力的增加。穿过低压压缩机和高压压缩机的多级的实施方式提供了操作喷气发动机(例如，涡轮风扇)的压缩比。
[0034]
在高压压缩机和低压压缩机的示例中，压缩机叶片(在本文中也称为叶片和/或燕尾叶片)分别绕对应的高压压缩机转子和低压压缩机转子排列。高压转子和附带的压缩机叶片(例如，叶片、燕尾叶片等)可以由钛合金(例如，钛-铝合金、钛-铬合金等)和/或钢合金(例如，钢-铬合金)等制成。例如，为了提高维护和组装的便利性、叶片的可更换性和/或高压压缩机的模块化，离散的压缩机叶片围绕高压转子环形地串联安装以实现围绕转子的基本上均匀的环形分布。为此目的，根据本公开的教导实施的示例压缩机叶片包括翼型件部分和安装部分(例如，根部)。压缩机叶片的翼型件部分导致气流的速度、压力和温度增加。压缩机叶片的安装部分能够将叶片安装到转子上。在一些示例中，翼型件部分和/或安装部分的几何形状对于高压压缩机的每一级的压缩机叶片可以不同并且对于高压压缩机的每一级内的压缩机叶片可以相同。
[0035]
在一些螺旋桨或开式转子发动机应用中，由于不对称螺旋桨载荷(例如，p因子或1p载荷)，在飞行的各个阶段期间会经受高振动载荷。1p载荷(也称为+/-1p载荷)通常在起飞时最高，但也可能发生在气流不垂直于发动机定向的任何点处。某些示例通过向叶片组件施加径向预载荷来解决+/-1p载荷，从而提供更好的叶片保持并允许更好的可维修性。在一些情况下，在发动机的操作期间翼型件经受的振动载荷可能导致翼型件偏转。这种偏转会在叶片根部产生力矩，并且在一些情况下，可能会导致叶片磨损和/或失效。在一些情况下，当叶片出现故障时，需要完成复杂的拆卸过程以移除叶片，这增加了维修设备所需的时间和工作量。
[0036]
本文公开的示例抑制在燃气涡轮发动机的操作期间施加到翼型件的振动载荷。在本文公开的示例中，示例出口导向轮叶包括形成在示例外壳中的示例空腔，其中外壳限定出口导向轮叶的外表面。示例格子阻尼器设置在空腔中。在一些示例中，格子阻尼器使用多个单元格形成，其中单元格可以是十字立方体形状、菱形和/或蜂窝状。在一些示例中，在燃气涡轮发动机的操作期间，格子阻尼器可以弹性变形以吸收施加到出口导向轮叶的载荷，从而减少对出口导向轮叶的损坏。在一些示例中，出口导向轮叶包括设置在外壳中的入口
开口和出口开口。在一些示例中，来自燃气涡轮发动机的核心发动机的加热流体可以经由入口开口进入空腔。在这样的示例中，加热流体可以在整个空腔中循环并且经由形成在格子阻尼器中的一个或多个通道流动到出口开口。有利地，加热流体在空腔中的循环减少和/或防止在出口导向轮叶的外表面上形成冰，从而减少对出口导向轮叶的损坏。此外，通过在出口导向轮叶中形成空腔，可以降低出口导向轮叶的重量和/或与其相关的材料成本。
[0037]
图1是涡轮风扇燃气涡轮发动机的横截面视图，其中可实施本文公开的示例。现在参考附图，图1是示例性燃气涡轮发动机10的示意性局部横截面侧视图，可结合本公开的各种示例。发动机10可以特别地配置为用于飞行器的燃气涡轮发动机。尽管本文进一步描述为涡轮风扇发动机，但发动机10可定义为涡轮轴、涡轮螺旋桨或涡轮喷气燃气涡轮发动机，包括船用和工业发动机以及辅助动力装置。如图1所示，发动机10具有纵向或轴向中心线轴线12，其延伸穿过发动机10以供参考。轴向方向a与轴向中心线轴线12同向延伸以供参考。发动机10还限定了上游端99和下游端98以供参考。通常，发动机10可包括风扇组件14和设置在风扇组件14下游的核心发动机16。作为参考，发动机10限定轴向方向a、径向方向r和周向方向c。通常，轴向方向a平行于轴向中心线轴线12延伸，径向方向r在与轴向方向a正交的方向上从轴向中心线轴线12向外延伸和向内延伸到轴向中心线轴线12，并且周向方向围绕轴向中心线轴线12延伸三百六十度(360
°
)。
[0038]
核心发动机16通常可包括限定环形入口20的基本上管状外壳体18。外壳体18以串联流动关系包围或至少部分地形成具有增压器或低压(lp)压缩机22、高压(hp)压缩机24的压缩机区段，热添加系统26，包括高压(hp)涡轮28、低压(lp)涡轮30的膨胀区段或涡轮区段，和喷射排气喷嘴区段32。高压(hp)转子轴34将hp涡轮28驱动地连接到hp压缩机24。低压(lp)转子轴36将lp涡轮30驱动地连接到lp压缩机22。lp转子轴36也可以连接到风扇组件14的风扇轴38。在某些示例中，如图1所示，lp转子轴36经由减速齿轮40连接到风扇轴38，例如在间接驱动或齿轮驱动配置中。
[0039]
如图1所示，风扇组件14包括多个风扇叶片42，其联接到风扇轴38并从风扇轴38径向向外延伸。环形风扇壳体或机舱44可以周向地围绕风扇组件14和/或核心发动机16的至少一部分。本领域普通技术人员应当理解，机舱44可配置为由多个周向间隔开的出口导向轮叶(ogv)或支柱46相对于核心发动机16被支撑。此外，机舱44的至少一部分可在核心发动机16的外部分上方延伸以便在其间限定风扇流动通路48。然而，应当理解，发动机10的各种配置可以省略机舱44，或者省略机舱44围绕风扇叶片42延伸，例如以提供图2中描绘的发动机10的开式转子或螺旋桨风扇配置。
[0040]
应当理解，轴34、36，压缩机22、24和涡轮28、30的组合限定了发动机10的转子组件90。例如，hp转子轴34、hp压缩机24和hp涡轮28可限定发动机10的高速或hp转子组件。类似地，lp转子轴36、lp压缩机22和lp涡轮30的组合可限定发动机10的低速或lp转子组件。发动机10的各种示例可进一步包括风扇轴38和风扇叶片42作为lp转子组件。在某些示例中，发动机10可进一步限定风扇转子组件，其经由风扇轴38和减速齿轮40至少部分地与lp线轴机械分离。又一些示例可进一步限定一个或多个中间转子组件(未示出)，其由设置在lp转子组件和hp转子组件之间的中压压缩机、中压轴和中压涡轮限定(相对于串联空气动力流动布置)。
[0041]
在发动机10的操作期间，由箭头74示意性地所示的空气流进入由风扇壳体或机舱
44限定的发动机10的入口76。由箭头80示意性地所示的一部分空气通过至少部分地经由外壳体18限定的环形入口20进入核心发动机16。空气流经由核心流动路径70通过压缩机22、24，热添加系统26和膨胀区段以串联流动的方式提供。空气流80在流经压缩机22、24的连续级时被逐渐压缩，如箭头82示意性地所示。压缩空气82进入热添加系统26并与液态和/或气态燃料混合，并被点燃以产生燃烧气体86。应当理解，热添加系统86可以形成用于产生燃烧气体的任何适当的系统，包括但不限于爆燃或爆震燃烧系统，或其组合。热添加系统26可包括环形、罐、罐环形、驻涡、渐开线或涡旋、富燃、稀燃、旋转爆震或脉冲爆震配置，或其组合。
[0042]
燃烧气体86在从喷射排气喷嘴区段32排出之前释放能量以驱动hp转子组件和lp转子组件的旋转。从燃烧气体86释放能量进一步驱动风扇组件14(包括风扇叶片42)的旋转。空气的一部分74绕过核心发动机16并流过风扇流动通路48，如箭头78示意性地所示。
[0043]
应当理解，图1描绘并描述了具有风扇流动通路48和核心流动路径70的双流发动机。图1中描绘的示例具有围绕风扇叶片42的机舱44，例如以提供噪声衰减、叶片脱落保护和机舱已知的其他好处，并且其在本文中可被称为“管道式风扇”，或者整个发动机10可被称为“管道式发动机”。
[0044]
图2是根据本公开的一个示例的示例开式转子涡轮发动机的示意性横截面视图。特别地，图2示出了本文称为“三流发动机100”的航空三流涡轮风扇发动机。图2的三流发动机100可以安装到飞行器上，例如固定翼飞行器，并且可以产生用于推进飞行器的推力。三流发动机100的架构在操作期间提供三个不同的产生推力的气流的流。不同于图1中所示的发动机10，三流发动机100包括不由机舱或整流罩形成管道的风扇，因此它在本文中可称为“无管道式风扇”，或者整个发动机100可称为“无管道式发动机”。
[0045]
作为参考，三流发动机100限定轴向方向a、径向方向r和周向方向c。此外，三流发动机100限定沿轴向方向a延伸的轴向中心线或纵向轴线112。通常，轴向方向a平行于纵向轴线112延伸，径向方向r在正交于轴向方向a的方向上从纵向轴线112向外延伸和向内延伸到纵向轴线112，并且周向方向围绕纵向轴线112延伸三百六十度(360
°
)。三流发动机100在前端114和后端116之间延伸，例如，沿着轴向方向a。
[0046]
三流发动机100包括核心发动机120和定位在其上游的风扇区段150。通常，核心发动机120以串联流动顺序包括压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。特别地，如图2所示，核心发动机120包括限定环形核心入口124的核心整流罩122。核心整流罩122进一步包围低压系统和高压系统。在某些示例中，核心整流罩122可以包围和支撑增压器或低压(“lp”)压缩机126，用于对通过核心入口124进入核心发动机120的空气进行加压。高压(“hp”)、多级、轴流式压缩机128从lp压缩机126接收加压空气并进一步增加空气的压力。加压空气流向下游流动到燃烧器130，在燃烧器130中燃料被喷射到加压空气流中并被点燃以升高加压空气的温度和能量水平。应当理解，如本文所用，术语“高/低速”和“高/低压”相对于高压/高速系统和低压/低速系统可互换地使用。此外，应当理解，在同一上下文中使用术语“高”和“低”来区分这两个系统，并且并不意味着暗示任何绝对速度和/或压力值。
[0047]
高能燃烧产物从燃烧器130向下游流动到高压涡轮132。高压涡轮132通过高压轴136驱动高压压缩机128。在这方面，高压涡轮132与高压压缩机128驱动地联接。高能燃烧产物然后流向低压涡轮134。低压涡轮134通过低压轴138驱动低压压缩机126和风扇区段150的部件。在这方面，低压涡轮134与低压压缩机126和风扇区段150的部件驱动地联接。在该
示例中，lp轴138与hp轴136同轴。在驱动涡轮132、134中的每一个涡轮之后，燃烧产物通过核心排气喷嘴140离开核心发动机120以产生推进推力。因此，核心发动机120限定在核心入口124和核心排气喷嘴140之间延伸的核心流动路径或核心管道142。核心管道142是沿径向方向r大致定位在核心整流罩122内侧的环形管道。
[0048]
风扇区段150包括风扇152，其在该示例中是主风扇。对于图2所描绘的示例，风扇152是开式转子或无管道式风扇。然而，在其他示例中，风扇152可以例如由环绕风扇152的风扇壳体或机舱形成管道。如所描绘的，风扇152包括风扇叶片154的阵列(图2中仅示出一个)。风扇叶片154例如可绕纵向轴线112旋转。如上所述，风扇152经由lp轴138与低压涡轮134驱动地联接。风扇152可直接与lp轴138联接，例如，在直接驱动配置中。可选地，如图2所示，风扇152可以经由减速齿轮箱155与lp轴138联接，例如，在间接驱动或齿轮驱动配置中。
[0049]
此外，风扇叶片154可以围绕纵向轴线112等间距布置。每个叶片154具有根部和尖端以及限定在它们之间的跨度。每个叶片154限定中心叶片轴线156。对于该示例，风扇152的每个叶片154可绕其各自的中心叶片轴线156(例如，彼此一致地)旋转。可以控制一个或多个致动器158以使叶片154绕它们各自的中心叶片轴线156俯仰。然而，在其他示例中，每个叶片154可以是固定的或不能绕其中心叶片轴线156俯仰。
[0050]
风扇区段150还包括风扇出口导向轮叶阵列160，其包括围绕纵向轴线112设置的风扇出口导向轮叶162(图2中仅示出一个)。对于该示例，风扇出口导向轮叶162不能绕纵向轴线112旋转。每个风扇出口导向轮叶162具有根部和尖端以及限定在它们之间的跨度。风扇出口导向轮叶162可以如图2所示不被覆盖，或者可以例如被环形护罩覆盖，该环形护罩沿着径向方向r从风扇出口导向轮叶162的尖端向外间隔开。每个风扇出口导向轮叶162限定中心叶片轴线164。对于该示例，风扇出口导向轮叶阵列160的每个风扇出口导向轮叶162可绕其各自的中心叶片轴线164(例如，彼此一致地)旋转。可以控制一个或多个致动器166以使风扇出口导向轮叶162绕它们各自的中心叶片轴线164俯仰。然而，在其他示例中，每个风扇出口导向轮叶162可以是固定的或不能绕其中心叶片轴线164俯仰。风扇出口导向轮叶162安装到风扇整流罩170。
[0051]
如图2所示，除了无管道式的风扇152之外，管道式风扇184被包括在风扇152的后部，使得三流发动机100包括管道式和无管道式风扇两者，两者都用于通过不通过核心发动机120的空气的运动产生推力。管道式风扇184示出为在与风扇出口导向轮叶162大致相同的轴向位置，并且在风扇出口导向轮叶162的径向内侧。替代地，管道式风扇184可以在风扇出口导向轮叶162和核心管道142之间，或者更远地位于风扇出口导向轮叶162的前面。管道式风扇184可由低压涡轮134(例如，联接到lp轴138)或由任何其他合适的旋转源驱动，并且可用作增压器的第一级或可单独操作。
[0052]
风扇整流罩170环形地包围核心整流罩122的至少一部分，并且通常沿径向方向r定位在核心整流罩122的外侧。特别地，风扇整流罩170的下游区段在核心整流罩122的前部分上方延伸以限定风扇流动路径或风扇管道172。进入的空气可以通过风扇管道入口176进入风扇管道172并且可以通过风扇排气喷嘴178排出以产生推进推力。风扇管道172是沿径向方向r大体定位在核心管道142外侧的环形管道。静止支柱174可各自具有空气动力学轮廓以引导空气由此流动。在一些示例中，提供除了静止支柱174之外的其他支柱用于连接和支撑风扇整流罩170和/或核心整流罩122。在许多示例中，风扇管道172和核心整流罩122可
在核心整流罩122的相对侧(例如，相对径向侧)上至少部分地(大致轴向地)共同延伸。例如，风扇管道172和核心整流罩122可各自直接从核心整流罩122的前缘144延伸并且可在核心整流罩122的相对径向侧上部分地大致轴向地共同延伸。
[0053]
三流发动机100还限定或包括入口管道180。入口管道180在发动机入口182和核心入口124/风扇管道入口176之间延伸。发动机入口182大致限定在风扇整流罩170的前端，并且沿着轴向方向a定位在风扇152和风扇出口导向轮叶阵列160之间。入口管道180是沿径向方向r定位在风扇整流罩170内侧的环形管道。沿着入口管道180向下游流动的空气被核心整流罩122的分离器或前缘144(不一定均匀地)分离进入核心管道142和风扇管道172。入口管道180沿着径向方向r比核心管道142宽。入口管道180也沿着径向方向r比风扇管道172宽。
[0054]
图3是示例出口导向轮叶(例如，翼型件、中空翼型件等)300的横截面视图。在图3的所示示例中，出口导向轮叶300是指图1的出口导向轮叶或支柱46中的一个，其中沿图1的线a-a截取横截面视图。在其他示例中，出口导向轮叶300指的是图2的风扇出口导向轮叶162中的一个，其中沿图2的线b-b截取横截面视图。在图3的所示示例中，出口导向轮叶300包括限定出口导向轮叶300的外表面的示例外壳302。外壳302在其中形成和/或以其他方式限定示例空腔304。在该示例中，空腔304的横截面形状与外壳302的横截面形状基本上相同。在其他示例中，空腔304的横截面形状可以不同，使得外壳302的示例壁306的厚度可沿外壳302的周边变化。在一些示例中，空腔304进一步在图1的核心发动机16和机舱44之间的出口导向轮叶300的径向方向上延伸。
[0055]
在该示例中，示例格子阻尼器308设置在空腔304中。格子阻尼器308包括形成第一格子图案的示例单元格310，其中单元格310中的一个在图3中被提及。例如，单元格310接合成三维格子图案，使得单元格310在其间形成示例通道312。在一些示例中，格子阻尼器308经由增材制造在外壳302中制造。在该示例中，格子阻尼器308由聚醚醚酮(peek)材料构成。在其他示例中，一种或多种不同材料可用于格子阻尼器308。在一些示例中，除了格子阻尼器308之外或代替格子阻尼器308，泡沫材料可以设置在空腔304中，以提供对出口导向轮叶300上的载荷的阻尼和/或吸收。
[0056]
在一些示例中，在图1的燃气涡轮发动机10的操作期间，出口导向轮叶300引导气体流通过图1的风扇流动通路48。在这样的示例中，气体在出口导向轮叶300上施加弯曲和/或振动载荷，并且随着时间的推移，这样的载荷可能导致出口导向轮叶300损坏和/或失效。为了减少和/或以其他方式防止对出口导向轮叶300的损坏，在出口导向轮叶300弯曲期间，格子阻尼器308弹性地变形以吸收和/或以其他方式消散一部分载荷。此外，格子阻尼器308可以返回到未变形位置以保持外壳302的结构完整性，并因此保持出口导向轮叶300的结构完整性。
[0057]
在图3的所示示例中，示例入口开口314靠近出口导向轮叶300的前缘316延伸穿过外壳302的壁306，并且示例出口开口318靠近出口导向轮叶300的后缘320延伸穿过壁306。在其他示例中，入口开口314和出口开口318的位置可以不同。例如，虽然在该示例中入口开口314和出口开口318定位在沿出口导向轮叶300的线a-a的同一横截面上，但在其他示例中，入口开口314定位成靠近图1的核心发动机16，并且出口开口318从入口开口314径向向外定位并且靠近机舱44。在图3的所示示例中，入口开口314和出口开口318经由通道312流
体连通。
[0058]
在一些示例中，图1的燃气涡轮发动机10在飞行器的推进系统中实施。在飞行器飞行期间，燃气涡轮发动机10可能暴露于寒冷的大气条件，这可能导致在出口导向轮叶300上形成冰。冰可能导致燃气涡轮发动机10的损坏和/或功能降低。在一些示例中，为了减少和/或防止冰的形成，高温流体经由入口开口314被提供给空腔304。例如，高温流体可以是来自核心发动机16的加热空气和/或流体联接到入口开口314的不同的热源。在一些示例中，高温流体通过流过通道312在整个空腔304中循环，然后经由出口开口318离开空腔304。在一些示例中，高温流体通过空腔304的循环增加了其中的温度，从而增加了外壳302的表面温度。在一些示例中，增加外壳302的表面温度减少和/或防止了在其上形成冰。
[0059]
在一些示例中，多个出口导向轮叶300围绕核心发动机16的圆周间隔开。在一些示例中，与其他一些出口导向轮叶300相比，一些出口导向轮叶300可以是实心的(例如，不包括空腔304)，包括一种或更多种不同的材料，和/或实施格子阻尼器308的不同的格子图案。在一些示例中，与其他出口导向轮叶300(例如，围绕核心发动机16的其他位置处)相比，定位在核心发动机16的顶部和底部(例如，在12点钟和6点钟的位置处)的出口导向轮叶300中的两个或更多个，在燃气涡轮发动机10的操作期间经受更大的载荷。因此，定位在核心发动机16的顶部和底部的出口导向轮叶300可由第一材料(例如，钛)制造，其与用于其他出口导向轮叶300的第二材料(例如，铝)相比强度更高。附加地或替代地，定位在核心发动机16的顶部和底部的出口导向轮叶300可以是实心的，而其他出口导向轮叶300包括空腔304和设置在其中的格子阻尼器308。在一些示例中，出口导向轮叶300中的一个或多个出口导向轮叶可实施具有图3中所示的第一格子图案的格子阻尼器308，而出口导向轮叶300中的其余出口导向轮叶可为格子阻尼器308实施一种或多种不同的格子图案。不同的示例格子图案在下文中结合图5和/或图6进行描述。
[0060]
虽然图3的示例的出口导向轮叶300可以在燃气涡轮发动机10中实施，但出口导向轮叶300也可以对应于结合齿轮箱实施的翼型件。在一些此类示例中，与在燃气涡轮发动机10中实施的翼型件相比，翼型件可以以降低的尖端速度和/或更宽的频率范围旋转。在此类示例中，翼型件可能经受由频率变化引起的振动载荷，从而导致翼型件的偏转。在一些示例中，与实心翼型件(例如，不包括空腔304和/或格子阻尼器308)相比，图3的格子阻尼器308可以减少翼型件的偏转。
[0061]
在一些示例中，外壳302实施外壳装置，格子阻尼器308实施阻尼装置，通道312实施流体流动装置，入口开口314实施流体入口装置，并且出口开口318实施流体出口装置。
[0062]
图4a和4b分别示出了可以在图3的示例格子阻尼器308中实施的第一示例单元格400和第二示例单元格402。在图4a的所示示例中，第一单元格400为十字立方体形状，在示例管(例如，中空管)406之间具有圆角404。在该示例中，每个管406具有大致圆形的横截面形状并且包括延伸穿过其中的圆柱形孔口。在一些示例中，多个第一单元格400可以在管406的端部处彼此联接以形成图3的格子阻尼器308的第一格子图案。
[0063]
转到图4b，第二单元格402为十字立方体形状并且包括在示例交叉点410处相交的示例杆(例如，圆柱形杆)408。在该示例中，杆408中的对应杆之间的拐角不是圆形的。此外，与图4a的管406相反，图4b的圆柱形杆408是实心的(例如，不是中空的)。在一些示例中，可以使用第二单元格402代替图4a的第一单元格400以形成图3的格子阻尼器308的第一格子
图案。在其他示例中，可以使用一个或多个不同的单元格来代替构造格子阻尼器308。
[0064]
图5示出了图3的格子阻尼器308，其实施第二示例格子图案。在图5的所示示例中，使用第三示例单元格502代替图4a的第一单元格400和/或图4b的第二单元格402，以形成格子阻尼器308。在该示例中，第三单元格502包括内接在对应矩形构件506中的示例菱形构件504。在该示例中，菱形构件504的尺寸和/或形状可以在第二格子图案中变化。在其他示例中，菱形构件504的尺寸和/或形状在整个第二格子图案中是相同的。
[0065]
图6示出了图3的格子阻尼器308，其实施第四示例格子图案。在图6的所示示例中，使用第四示例单元格602代替图4a的第一单元格400，图4b的第二单元格402，和/或图5的第三单元格502，以形成格子阻尼器308。在该示例中，第四单元格602是六边形和/或蜂窝状的。
[0066]
图7是表示产生本文公开的示例的示例方法700的流程图。图7的示例方法700可以执行以产生图3的出口导向轮叶300。在图7的所示示例中，方法700在框702处开始，在框702处在图3的示例外壳302中形成示例空腔304，其中外壳302限定出口导向轮叶300的外表面。在一些示例中，空腔304通过经由增材制造形成围绕空腔304的外壳302而形成。在一些示例中，空腔304通常具有与出口导向轮叶300的横截面相同的形状并且在出口导向轮叶300的前缘316和后缘320之间延伸。
[0067]
在框704处，图3的示例格子阻尼器308设置在空腔304中。例如，格子阻尼器308使用图4a的第一示例单元格400、图4b的第二示例单元格402、图5的第三示例单元格502或图6的第四示例单元格602中的至少一个形成。在一些示例中，格子阻尼器308使用增材制造形成。在这样的示例中，格子阻尼器308可以使用塑料材料(例如，peek)形成。在其他示例中，一种或多种不同的制造工艺(例如，机加工、模制)可以替代地用于形成格子阻尼器308。在一些示例中，格子阻尼器308在外壳302的增材制造期间形成。
[0068]“包括”和“包含”(及其所有形式和时态)在本文中用作开放式术语。因此，当权利要求采用任何形式的“包括”或“包含”(例如，包含、包括、具有等)作为序言或在任何类型的权利要求陈述中采用任何形式的“包括”或“包含”(例如，包含、包括、具有等)时，应当理解，在不超出对应权利要求或陈述的范围的情况下，可以存在附加元件、术语等。如本文所用，当短语“至少”用作例如权利要求的序言中的过渡术语时，它是开放式的，与术语“包含”和“包括”是开放式的一样。术语“和/或”当例如以诸如a、b和/或c的形式使用时是指a、b、c的任何组合或子集，例如(1)单独a，(2)单独b，(3)单独c，(4)a与b，(5)a与c，(6)b与c，或(7)a与b并与c。如本文在描述结构、部件、项目、对象和/或事物的上下文中所使用的，短语“a和b中的至少一个”旨在指代包括(1)至少一个a，(2)至少一个b，或(3)至少一个a和至少一个b中的任何的实施方式。类似地，如本文在描述结构、部件、项目、对象和/或事物的上下文中使用的，短语“a或b中的至少一个”旨在指代包括(1)至少一个a，(2)至少一个b，或(3)至少一个a和至少一个b中的任何的实施方式。如本文在描述过程、指令、动作、活动和/或步骤的进行或执行的上下文中所使用的，短语“a和b中的至少一个”旨在指代包括(1)至少一个a，(2)至少一个b，或(3)至少一个a和至少一个b中的任何的实施方式。类似地，如本文在描述过程、指令、动作、活动和/或步骤的进行或执行的上下文中所使用的，短语“a或b中的至少一个”旨在指代包括(1)至少一个a，(2)至少一个b，或(3)至少一个a和至少一个b中的任何的实施方式。
[0069]
如本文所用，单数参考(例如，“一”、“一个”、“第一”、“第二”等)不排除复数。如本文所用，术语“一”或“一个”对象是指该对象中的一个或多个。术语“一”(或“一个”)、“一个或多个”和“至少一个”在本文中可互换使用。此外，虽然单独列出，但多个装置、元件或方法动作可由例如相同的实体或对象来实施。另外，虽然单独的特征可以包括在不同的示例或权利要求中，但是这些可以可能地被组合，并且包括在不同的示例或权利要求中并不意味着特征的组合是不可行的和/或不利的。
[0070]
从上文中可以理解，已经公开了在燃气涡轮发动机的操作期间提供翼型件的阻尼的示例系统、方法、设备和制品。所公开的系统、方法、设备和制品减少和/或防止翼型件在暴露于振动载荷时失效，从而减少修理和/或更换翼型件所需的零件成本、时间和工作量。此外，本文公开的示例使得加热空气能够在整个翼型件的空腔中循环，从而减少和/或防止在翼型件上形成冰。所公开的系统、方法、设备和制品相应地涉及机器和/或机械装置的操作中的一个或多个改进。
[0071]
本公开的进一步方面由以下条项的主题提供：
[0072]
示例1包括一种翼型件，所述翼型件包括：外壳，所述外壳限定所述翼型件的外表面并在所述翼型件的内表面中形成空腔；和格子阻尼器，所述格子阻尼器设置在所述空腔中，所述格子阻尼器用于减少施加在所述翼型件上的振动载荷。
[0073]
示例2包括任何前述条项所述的翼型件，其中所述格子阻尼器的单元格为十字立方体形状。
[0074]
示例3包括任何前述条项所述的翼型件，其中所述格子阻尼器的单元格为蜂窝状。
[0075]
示例4包括任何前述条项所述的翼型件，其中所述格子阻尼器包括泡沫材料。
[0076]
示例5包括任何前述条项所述的翼型件，进一步包括限定在所述格子阻尼器中的多个通道。
[0077]
示例6包括任何前述条项所述的翼型件，进一步包括延伸穿过所述外壳的壁的入口开口和出口开口，所述入口开口和所述出口开口经由所述多个通道流体联接。
[0078]
示例7包括任何前述条项所述的翼型件，其中所述入口开口流体联接到高温区域，所述入口开口接收来自所述高温区域的加热流体，所述加热流体经由所述多个通道从所述入口开口流动到所述出口开口。
[0079]
示例8包括一种燃气涡轮，所述燃气涡轮包括：核心整流罩；风扇整流罩，所述风扇整流罩包围所述核心整流罩；和出口导向轮叶，所述出口导向轮叶联接在所述核心整流罩和所述风扇整流罩之间，所述出口导向轮叶包括：外壳，所述外壳限定所述出口导向轮叶的外表面并在所述出口导向轮叶的内表面中形成空腔；和格子阻尼器，所述格子阻尼器设置在所述空腔中，所述格子阻尼器用于减少施加在所述出口导向轮叶上的振动载荷。
[0080]
示例9包括任何前述条项所述的燃气涡轮，其中所述格子阻尼器的单元格为十字立方体形状。
[0081]
示例10包括任何前述条项所述的燃气涡轮，其中所述格子阻尼器的单元格为蜂窝状。
[0082]
示例11包括任何前述条项所述的燃气涡轮，其中所述格子阻尼器包括泡沫材料。
[0083]
示例12包括任何前述条项所述的燃气涡轮，进一步包括限定在所述格子阻尼器中的多个通道。
[0084]
示例13包括任何前述条项所述的燃气涡轮，进一步包括延伸穿过所述外壳的壁的入口开口和出口开口，所述入口开口和所述出口开口经由所述多个通道流体联接。
[0085]
示例14包括任何前述条项所述的燃气涡轮，进一步包括流体联接到所述入口开口的高温区域，所述入口开口接收来自所述高温区域的加热流体，所述加热流体经由所述多个通道从所述入口开口流动到所述出口开口。
[0086]
示例15包括任何前述条项所述的燃气涡轮，其中所述出口导向轮叶是第一出口导向轮叶，进一步包括联接在所述核心整流罩和所述风扇整流罩之间的第二出口导向轮叶，所述第一出口导向轮叶定位在所述核心整流罩的顶部，所述第二出口导向轮叶在所述核心整流罩的周向方向上与所述第一出口导向轮叶间隔开。
[0087]
示例16包括任何前述条项所述的燃气涡轮，其中所述第一出口导向轮叶包括钛，并且所述第二出口导向轮叶包括铝。
[0088]
示例17包括一种设备，所述设备包括：外壳装置，所述外壳装置限定出口导向轮叶的外表面并在所述出口导向轮叶的内表面中形成空腔；和阻尼装置，所述阻尼装置设置在所述空腔中，所述阻尼装置用于减少施加在所述出口导向轮叶上的振动载荷。
[0089]
示例18包括任何前述条项所述的设备，其中所述阻尼装置的单元格为十字立方体形状。
[0090]
示例19包括任何前述条项所述的设备，进一步包括用于使流体能够流过其中的流体流动装置，所述流体流动装置限定在所述阻尼装置中。
[0091]
示例20包括任何前述条项所述的设备，进一步包括用于接收所述流体的流体入口装置和用于排出所述流体的流体出口装置，所述流体入口装置和所述流体出口装置延伸穿过所述外壳装置，所述流体入口装置和所述流体出口装置经由所述流体流动装置流体联接。
[0092]
尽管本文已经公开了某些示例系统、方法、设备和制品，但是本专利的覆盖范围不限于此。相反，本专利涵盖了完全落入本专利权利要求范围内的所有系统、方法、设备和制品。
[0093]
所附权利要求在此通过引用并入本详细描述，其中每个权利要求独立作为本公开的单独实施例。

技术特征：
1.一种翼型件，其特征在于，包括：外壳，所述外壳限定所述翼型件的外表面并在所述翼型件的内表面中形成空腔；和格子阻尼器，所述格子阻尼器设置在所述空腔中，所述格子阻尼器用于减少施加在所述翼型件上的振动载荷。2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述格子阻尼器的单元格为十字立方体形状。3.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述格子阻尼器的单元格为蜂窝状。4.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述格子阻尼器包括泡沫材料。5.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，进一步包括限定在所述格子阻尼器中的多个通道。6.根据权利要求5所述的翼型件，其特征在于，进一步包括延伸穿过所述外壳的壁的入口开口和出口开口，所述入口开口和所述出口开口经由所述多个通道流体联接。7.根据权利要求6所述的翼型件，其特征在于，其中所述入口开口流体联接到高温区域，所述入口开口接收来自所述高温区域的加热流体，所述加热流体经由所述多个通道从所述入口开口流动到所述出口开口。8.一种燃气涡轮，其特征在于，包括：核心整流罩；风扇整流罩，所述风扇整流罩包围所述核心整流罩；和出口导向轮叶，所述出口导向轮叶联接在所述核心整流罩和所述风扇整流罩之间，所述出口导向轮叶包括：外壳，所述外壳限定所述出口导向轮叶的外表面并在所述出口导向轮叶的内表面中形成空腔；和格子阻尼器，所述格子阻尼器设置在所述空腔中，所述格子阻尼器用于减少施加在所述出口导向轮叶上的振动载荷。9.根据权利要求8所述的燃气涡轮，其特征在于，其中所述格子阻尼器的单元格为十字立方体形状。10.根据权利要求8所述的燃气涡轮，其特征在于，其中所述格子阻尼器的单元格为蜂窝状。

技术总结
公开了提供翼型件的阻尼的方法、设备、系统和制品。示例翼型件设置在流动路径中，翼型件包括外壳，该外壳限定翼型件的外表面并在翼型件的内表面中形成空腔，以及设置在空腔中的格子阻尼器，该格子阻尼器用于减少施加在翼型件上的振动载荷。件上的振动载荷。件上的振动载荷。


技术研发人员：郑莉 孙长杰 尼古拉斯
受保护的技术使用者：通用电气公司
技术研发日：2022.12.28
技术公布日：2023/7/11